[发明专利]渐缩流道跨音速涡轮叶片及应用其的涡轮

说明书

技术领域

本发明涉及空气动力学领域，尤其涉及一种吸力面无遮盖段内凹的渐缩流道跨音速涡轮叶片及应用其的涡轮。

背景技术

高负荷跨音速涡轮相比传统亚音速涡轮能有效提高级载荷，在高推重比航空发动机中得到了广泛应用。现有的高负荷跨音速涡轮(如GE公司的E³涡轮等)主要采用渐缩型流道，气流在喉口达到当地音速后在无遮盖通道中沿略微外凸或者平直的吸力面型线继续加速至超过当地音速。超音速气流在尾缘处产生的内外伸激波、膨胀波及它们各自在吸力面的反射波，与尾缘外伸激波构成了相互之间存在复杂影响关系的波系结构。该波系结构通常伴随着较大的速度梯度和熵增，不仅产生激波损失而且会影响吸力面边界层和尾迹的发展过程，从而改变叶片的气动损失。这些损失均会随着涡轮级载荷和叶片出口马赫数的提高而增大。

发明内容

(一)要解决的技术问题

鉴于上述技术问题，本发明提供了一种渐缩流道跨音速涡轮叶片及应用其的涡轮，以降低跨音速涡轮在超音速区的流动损失。

(二)技术方案

根据本发明的一个方面，提供了一种渐缩流道跨音速涡轮叶片。该渐缩流道跨音速涡轮叶片的表面三维型线由N个叶型沿半径方向积叠而成，其中，N≥3；该N个叶型中每个叶型均包括吸力面型线和压力面型线，该N个叶型中至少一个叶型的吸力面型线存在内凹型线。

根据本发明的另一个方面，还提供了一种涡轮。该涡轮包括：涡轮转子；以及若干个上述的渐缩流道跨音速涡轮叶片，沿周向均匀分布在所述涡轮转子的轮毂面上。

(三)有益效果

从上述技术方案可以看出，本发明渐缩流道跨音速涡轮叶片及应用其的涡轮中，由于吸力面型线在其无遮盖段上存在内凹型线，从而使叶片的气动总损失得到降低，出口气流的周向不均匀性得到改善，并且减小了对下游叶片排边界层的非定常影响。

附图说明

图1A和图1B为本发明实施例渐缩流道跨音速涡轮叶片在不同视角下的三维立体图；

图1C为本发明实施例渐缩流道跨音速涡轮叶片的三维叶型积叠图；

图2为本实施例渐缩流道跨音速涡轮叶片与相邻叶片的叶型图；

图3为本发明实施例渐缩流道跨音速涡轮叶片一个叶型的吸力面型线贝塞尔曲线控制点分布图；

图4为本发明实施例涡轮的三维立体图。

【本发明主要元件符号说明】

1-叶型；                  2-吸力面型线；

3-压力面型线；            4-叶型前缘；

5-叶型尾缘；              6-叶型通道

7-遮盖段；                8-无遮盖段的第一子段；

9-无遮盖段的第二子段；    10-无遮盖段的第三子段；

11-无遮盖段；             12-重心；

13-积叠线；

A、B、C、D、E-吸力面型线上的点；

F-压力面型线的终点；

L-无遮盖段的轴向长度；

L₂-无遮盖段第二子段的轴向长度；L₃-无遮盖段第三子段的轴向长度；

P₁、P₂、P₃、P₄、P₅、P₆、P₇-贝塞尔曲线控制点。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明进一步详细说明。需要说明的是，在附图或说明书描述中，相似或相同的部分都使用相同的图号。附图中未绘示或描述的实现方式，为所属技术领域中普通技术人员所知的形式。另外，虽然本文可提供包含特定值的参数的示范，但应了解，参数无需确切等于相应的值，而是可在可接受的误差容限或设计约束内近似于相应的值。实施例中提到的方向用语，例如“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本发明的保护范围。

本发明提供了一种在吸力面无遮盖段存在内凹型线的渐缩流道跨音速涡轮叶片及应用其的涡轮。该叶片削弱了尾缘内伸激波反射波与尾缘外伸激波之间的强相互作用，减少了因二者叠加而产生的激波损失。